一种飞机模型雷电附着点试验用支架的制作方法

本实用新型涉及飞机模型试验技术领域，具体涉及一种飞机模型雷电附着点试验用支架。

背景技术：

传统的雷电附着点试验用支架，一般都是利用绳索拉动一横梁，在横梁上设一固定销固定被试飞机的方式来实现被试样品的固定，这种固定方法可以通过改变被试飞机与横梁的夹角实现偏航角度姿态变化，通过改变横梁横滚角度实现被试飞机的俯仰和横滚角度姿态变化，但不能实现俯仰与横滚的复合角度姿态的变化，而且通过牵拉绳索调节横梁的高度和水平，操作复杂且误差较大。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种飞机模型雷电附着点试验用支架以及飞机模型雷电附着点试验用系统，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

本实用新型的技术方案是：提供一种飞机模型雷电附着点试验用支架，包含：

支撑横梁，所述支撑横梁的两端固定，且安装位置能够以两端的连线为轴线转动调整安装角度；

调节器，所述调节器通过销轴安装在所述支撑横梁上，所述销轴的轴线与所述支撑横梁的两端连线垂直，所述调节器能够绕所述销轴的轴线转动调节安装角度，所述调节器用于支撑飞机模型。

优选地，所述支撑横梁包含支撑板、连接法兰，所述连接法兰设置有2个，分别与所述支撑板的两端固定连接；所述支撑板的中部设置有角度调节槽；所述销轴穿过所述角度调节槽，将所述调节器的一端支撑在所述角度调节槽内，所述调节器的另一端远离所述支撑板支撑飞机模型。

优选地，所述调节器包含主承载部、飞机连接部及调节部；所述主承载部上设置有销孔，所述调节部对称设置在所述主承载部的两侧，所述主承载部与所述调节部在同一圆周上均布设置有多个定位孔；所述飞机连接部设置在两个所述调节部之间，与所述主承载部固定连接。

优选地，所述销轴的外侧设置有卡位标尺；所述调节器的主承载部的侧面设置有标识槽；所述销轴穿过所述销孔，所述卡位标尺与所述标识槽配合，用于标示所述调节器的偏转角度。

优选地，所述飞机模型雷电附着点试验用支架还包含支柱，所述支柱包含2个，分别设置在所述支撑横梁的两端，所述支柱的一端与所述支撑横梁的一端固定连接，另一端固定；所述支柱与所述支撑横梁连接的一端设置有长条孔，所述长条孔用于调节所述支撑横梁的竖直位置。

优选地，所述支柱包含固定板、拖拽梁及连接条，所述连接条的两端分别连接所述固定板与拖拽梁，所述连接条包含3个，以中间连接条为对称中心，两边连接条对称成25度夹角设置。

优选地，所述飞机模型雷电附着点试验用支架还包含转接盘，所述转接盘在圆周方向均布设置有多个通孔，所述转接盘的一侧面通过定位销轴与所述连接法兰连接，所述转接盘的另一侧面通过螺栓与所述支柱连接。

优选地，所述通孔设置有12个，相邻两个通孔的轴线在所述转接盘圆周方向相隔30度。

优选地，所述支撑横梁上还设置有水平仪，所述水平仪设置在所述支撑板的一端侧面。

本实用新型还提供了一种飞机模型雷电附着点试验用系统，所述系统包含如上所述的飞机模型雷电附着点试验用支架。

本实用新型的优点在于：本实用新型的飞机模型雷电附着点试验用支架包含支撑横梁与调节器，通过调节被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向的夹角模拟被试飞机模型的航向角度变化；被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向平行时，通过调节支撑横梁的安装角度(即支撑横梁1与转接盘8的安装角度)模拟被试飞机模型横滚角度变化；被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向垂直时，通过调节支撑横梁的安装角度(即支撑横梁1与转接盘8的安装角度)模拟被试飞机模型俯仰角度变化；通过调节被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向的夹角以及支撑横梁的安装角度(即支撑横梁1与转接盘8的安装角度)模拟偏航和俯仰的复合角度变化；通过调节飞机模型轴向与支撑横梁长度方向的夹角和调节调角器的安装角度模拟偏航和横滚的复合角度；其中，所述支撑横梁的安装角度是指以支撑横梁两端的连线为轴线，旋转调整的安装角度，所述调节器的安装角度是指调节器以销轴为旋转轴调节的安装角度。

附图说明

图1是本实用新型一实施例的飞机模型雷电附着点试验用支架的示意图。

图2是图1所示飞机模型雷电附着点试验用支架的支撑横梁与调节器的安装示意图。

图3是图1所示飞机模型雷电附着点试验用支架的调节器的示意图。

图4是图1所示飞机模型雷电附着点试验用支架的支柱的示意图。

图5是图1所示飞机模型雷电附着点试验用支架的使用示意图。

其中，1-支撑横梁，11-支撑板，12-连接法兰，13-角度调节槽,5-调节器，51-主承载部，511-销孔，512-定位孔，513-标识槽，52-飞机连接部，53-调节部，6-销轴，7-支柱，71-固定板，72-拖拽梁，721-长条孔，73-连接条，8-转接盘，81-通孔，9-定位销轴，10-水平仪，25-支撑设备，26-雷电发生器，27-飞机模型。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

如图1至图5所示，一种飞机模型雷电附着点试验用支架，包含支撑横梁1与调节器5。

支撑横梁1的两端固定，且安装位置能够以两端的连线为轴线转动调整安装角度；

调节器5通过销轴6安装在支撑横梁1上，销轴6的轴线与支撑横梁1的两端连线垂直，调节器5能够绕销轴6的轴线转动调节安装角度，调节器5用于支撑飞机模型。

如图2所示，在本实施例中，支撑横梁1包含支撑板11、连接法兰12；连接法兰12设置有2个，分别与支撑板11的两端固定连接，具体的，连接法兰12以支撑板11的中性面为对称平面，上下关于支撑板11对称，连接法兰12上关于支撑板11上下对称设置有两个定位孔，用于固定连接法兰；支撑板11的中部设置有角度调节槽13，角度调节槽13的长度方向与支撑板11的长度方向一致；销轴6穿过角度调节槽13，销轴6的轴线与支撑板11的行下面平行，且轴线垂直与支撑板11两端的连线，销轴6将调节器5的一端支撑在角度调节槽13内，调节器5的另一端远离支撑板11支撑飞机模型。

如图3所示，在本实施例中，调节器5包含主承载部51、飞机连接部52及调节部53；主承载部51上设置有销孔511，调节部53对称设置在主承载部51的两侧，主承载部51与调节部53在同一圆周上均布设置有多个定位孔512；飞机连接部52设置在两个调节部53之间，与主承载部51固定连接。销孔511用于穿过销轴6，支撑调节器5，调节器5可以绕销轴6的轴线自由转动，通过在不同的定位孔512中插入定位销，定位孔512内的定位销与销轴6共同定位调节器5，实现调节器5安装角度的调整。调节部53设置为扇形结构，多个定位孔512所在圆周的圆心在所述销轴6的轴线上，且多个定位孔512的轴线与销轴6的轴线平行。飞机连接部52为在主承载部51上凸出的一个外设螺纹的圆柱体，所述设置有外螺纹的圆柱体与螺母连接，该螺母设置有外螺纹，且螺母上的外螺纹旋向与所述圆柱体上的外螺纹旋向相反，螺母上的外螺纹用于连接被试飞机模型，这样飞机模型可以各种角度和调节器5通过螺母朝一个方向进行紧固。

在本实施例中，销轴6的外侧设置有卡位标尺；调节器5的主承载部51的侧面设置有标识槽513；销轴6穿过销孔511，在销孔511的端面处设置有角度指示，所述卡位标尺与标识槽513配合，标识槽513与销轴6上的卡位标尺的位置一致，可以用于标示调节器5的偏转角度。

如图4所示，在本实施例中，飞机模型雷电附着点试验用支架还包含支柱7，支柱7包含2个，分别设置在支撑横梁1的两端，支柱7的一端与支撑横梁1的一端固定连接，另一端固定；支柱7与支撑横梁1连接的一端设置有长条孔721，长条孔721用于调节支撑横梁1的竖直位置。具体的，支柱7包含固定板71、拖拽梁72及连接条73，连接条73的两端分别连接固定板71与拖拽梁72，连接条73包含3个，以中间连接条为对称中心，两边连接条对称成25度夹角设置。所成夹角的顶点在拖拽梁72的一端。

如图2所示，在本实施例中，飞机模型雷电附着点试验用支架还包含转接盘8，转接盘8在圆周方向均布设置有多个通孔81，转接盘8的一侧面通过定位销轴9与连接法兰12连接，转接盘8的另一侧面通过螺栓与支柱7连接。

具体的，在本实施例中，通孔81设置有12个，相邻两个通孔81的轴线在转接盘圆周方向相隔30度。在转接盘12与支柱7连接的侧面上设置有三个长方体固定轴，用于固定和滑动支柱7，所述长方体固定轴外侧为圆柱体螺钉，圆柱体螺钉与六角紧固螺母配合用于紧固支柱7。

在本实施例中，支撑横梁1上还设置有水平仪10，水平仪10设置在支撑板11的一端侧面，通过水平仪可以检测支撑横梁的安装角度。

如图5所示，利用本实用新型的飞机模型雷电附着点试验用支架进行雷电附着点试验时，将飞机模型雷电附着点试验用支架通过支柱7上的固定板71固定在支撑设备25上，将被试飞机模型27通过调角器5支撑，被试飞机模型处于雷电发生器26的中间正下方布置。

通过调节被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向的夹角模拟被试飞机模型的航向角度变化；被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向平行时，通过调节支撑横梁的安装角度(即支撑横梁1与转接盘8的安装角度)模拟被试飞机模型横滚角度变化；被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向垂直时，通过调节支撑横梁的安装角度(即支撑横梁1与转接盘8的安装角度)模拟被试飞机模型俯仰角度变化；通过调节被试飞机模型轴向与支撑横梁长度方向的夹角以及支撑横梁的安装角度(即支撑横梁1与转接盘8的安装角度)模拟偏航和俯仰的复合角度变化；通过调节飞机模型轴向与支撑横梁长度方向的夹角和调节调角器的安装角度模拟偏航和横滚的复合角度；其中，所述支撑横梁的安装角度是指以支撑横梁两端的连线为轴线，旋转调整的安装角度，所述调节器的安装角度是指调节器以销轴为旋转轴调节的安装角度。

本实用新型还一种飞机模型雷电附着点试验用系统，所述系统包含如上所述的飞机模型雷电附着点试验用支架。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。